虛擬試驗在飛機結構強度試驗中的應用及驗證

楊全 譚玉生

摘要：在飛機大部件強度試驗中結構失效預判一直是強度試驗研究的重點，本文依據飛機結構物理試驗狀態建立虛擬試驗模型，采用漸進式分析策略，先行判斷總體結構應力分布及結構變形。再篩選出受壓、剪載荷嚴重區，為此構建局部細化的子模型進行結構細節分析，從總體分析中獲取邊界條件并通過位移形函數處理形成子模型邊界的連續約束。計算結果表明，虛擬試驗結果與物理試驗結果吻合較好，通過此方法不僅能防范試驗風險，還能使結構失效模式可視化，為后續優化工作提供參考。

關鍵詞：飛機結構；強度試驗；虛擬試驗；有限元法；結構失穩

中圖分類號：U416.216文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.009

在飛機研制過程中，結構強度試驗是驗證結構設計、制造等環節不可或缺的重要一步，也是新機首飛和設計定型的先決條件之一，正如美國國防部聯合使用規范指南《飛機結構》JSSG—2006指出，強度試驗是唯一能準確地完成機體結構強度的驗證[1]，但組成物理試驗件的零件眾多，對載荷的響應復雜多樣，很難通過工程力學方法對結構試驗進行全面評估，從而增大結構研制風險。隨著計算機和有限分析技術的快速進步，虛擬試驗作為物理試驗的一個輔助手段逐漸發展起來，它是一個具有多種屬性的概念，涉及分析軟件、方法、人員技能和經驗的結合，利用先進的有限元技術對飛機結構受力狀態進行仿真，以求能較好地預測飛機實際結構強度，其應用不受物理加載場景的限制，可分析結構的受載響應、破壞機理，進一步挖掘結構潛力。結構強度虛擬試驗技術已逐步用于國內外裝備研制過程中，在降低研發風險和研制周期等方面取得了可觀的效益[2]，波音、空客等歐美公司以建模仿真技術為基礎的虛擬試驗與仿真驗證在項目中逐步應用，已成為武器裝備試驗與評價工作的重要組成部分，如F-35戰斗機、“愛國者”導彈等項目加速推進就得益于虛擬試驗技術的應用[3]，相關技術的研究也在開展，G.Ostergaard，FrankAbdi[4-5]對預測飛機結構強度的虛擬試驗分析方法進行了闡述。國內學者也開展了相關研究，如中國飛機強度所結合試驗項目開展了虛擬試驗與分析相關性評估的應用研究[6]，孟敏、周福強[7-8]等通過虛擬試驗驗證了飛機載荷標定方法。目前在國內航空部件虛擬試驗及驗證研究的文獻相對較少，本文根據飛機結構真實試驗狀態應用建模仿真技術對機身部件開展虛擬試驗分析，采用漸進式分析策略和總/子模型，對試驗部件的風險點進行預判，保障物理試驗的順利完成。

1試驗模型

為獲取更符合實際情況的結果，建立與真實情況相近的試驗模型。虛擬試驗件模型包含一段機身（考核部件）、機翼及尾翼等支持件，機身段通過對接框與對接鋼板相連，對接鋼板再與試驗承力墻固定，機身、機翼和尾翼蒙皮采用殼單元來模擬，單元的長、寬尺度由相鄰的框/肋和長桁間距確定，機身普通框和長桁采用桿單元模擬，機身的加強框和機、尾翼的肋采用桿/殼單元組合模式來模擬，而對接鋼板和承力墻相對機體結構剛度大許多，因此用剛體元來模擬。機身與尾翼試驗載荷按實際分布載荷進行靜力學等效處理為多點集中載荷施加，各類邊界條件按物理試驗模式進行施加，其中設置三個載荷控制剖面，分別位于機翼后梁與機身對接的后機身剖面、機身重點考核區后部剖面以及尾翼載荷進入剖面，通過控制剖面的總力總矩對比外載荷數據核對加載點和試驗載荷，以減少載荷誤差的累積。由于機身與對接鋼板對接的框，其承受極限載荷小于機身后段及尾翼傳來的總載荷，需通過機翼引入平衡載荷以減小對接框的總載荷，因為本次考核區在機翼與機身對接區后部，其考核區所受載荷來自于后機身載荷及尾翼載荷，這樣處理不會引起考核區的載荷變化。虛擬試驗模型在分析軟件patran/nastran中構建，其支持條件與物理試驗趨于一致。

2分析策略

在虛擬試驗總體模型中，模擬機體蒙皮、框、肋、長桁等結構的單元種類和數量眾多，完成各工況載荷分析時間成本較高；另一方面，在總體模型中很難做到結構的幾何特性及連接關系的精確模擬，但在線性階段，分析總體結構傳力路徑及全局結構應力分布是可行的。而子模型，即局部細節模型因規模小，更能很好實現結構細節特征的刻畫，實現結構力學特性和材料力學特性的分析，為結合這兩種分析方法的優點，試驗仿真中采用先總體后局部的漸進式分析策略。通過線性計算得到結構的總體應力和變形，由此初步確定危險部位，由局部細節模型對危險部位進行精細化分析，給出承載能力或失效模式，再根據分析結果對總體模型進行剛度修剪或去除失效部位，進行下一輪迭代分析，重新評判結構整體承載能力，直至主結構破壞或施加完最大載荷。

3總體模型分析

3.1變形分析

后機身受載嚴重工況一般為尾翼載荷導致，如急蹬方向舵、急劇俯仰機動工況，這將使機身產生較大的彎矩和扭矩，這兩種載荷工況可以驗證機身結構抗拉壓能力和抗剪切能力。本文根據這兩種載荷工況對某機后機身進行分析，機身受載后變形如圖1所示，其中A框（對接框）與B框分別與機翼的前后梁連接，B框后無機翼平衡載荷參與，航向載荷以集中載荷施加C框上，①～⑤為5個測點站位。C框相對B框的變形位移為真實載荷引起，以機身B框為參考面，機身B框后的垂向位置由三部分組成：（1）B框的垂向位移a；（2）B框的剛體轉動引起的位移b；（3）C框相對B框的柔性變形c，如圖2所示。

3.2總體應力分析

在機身兩個嚴重工況（最大彎矩和最大扭矩）下，機身結構抗拉、壓、剪能力的薄弱區域將通過應力云圖顯現出來，圖5為拉、壓應力分布云圖，圖中Ⅰ、Ⅱ區為嚴重部位，位于機翼支持點附近機身上部和下部區，這與結構受載工況（最大下彎矩）吻合，結構拉伸強度能很好地進行評估，而壓縮曲屈及后曲屈結構承載能力評估相對較難；圖6為切應力分布云圖，圖中Ⅲ區為嚴重部位，位于機身側面，這與結構受載工況（最大扭矩）吻合，由于結構呈對稱性，在扭矩作用下結構的應力分布也呈對稱性，蒙皮應力若超過臨界切應力進入張力場，改變原有承載模式。結構的壓、剪失穩都因失去原有幾何平衡狀態導致結構剛度變化，需通過細節分析模型進一步確定結構受力狀態。

通過結構總體受載模擬得出結構應力分布，可根據應力水平的高低篩出危險區域，為物理試驗應變片監測位置提供參考，以化解試驗中的風險點。與后續物理試驗測量數據對比，如圖7和圖8所示，可見兩種結果吻合較好。虛擬試驗值普遍略高于物理試驗值，主要有兩類原因，其一是結構簡化，忽略了一些幾何特征，如型材的倒角等；其二是結構間連接特征沒有得到體現，在大部件裝配中有成千上萬的連接，在虛擬試驗模型中難以實現，只能采用單元間共節點的方法來模擬。

4細節模型及分析

4.1模型邊界處理方法

總體模型在線性范圍內進行分析，能方便、快速判別結構主傳力路徑、變形模式和應力分布，為下一步細節模型有效開展提供基礎。在總體模型的結果基礎上選取可能出現危險的區域，依此建立細節分析模型，即對蒙皮與型材進行精細網格離散，精確模擬蒙皮、型材、框等幾何特征及其相互間的連接形式，為更好識別結構的失效模式，蒙皮和型材均用殼單元來模擬，結構間的鉚接用梁單元來模擬，細節模型邊界條件對計算影響較大，這里采用兩種策略來降低這種影響：（1）取局部細節模型時以結構剛度較大的結構為界（如框、長桁等）；（2）根據有限元理論，由粗網格轉化為細網格時，局部細節模型邊界上的網格節點位移采用位移形函數計算得出[9]，保證模型邊界條件的連續性。

4.2承壓失穩分析

根據3.2節的分析結果，識別出受壓嚴重結構區，其結構圖如圖9所示，通過由仿真計算得出受壓區的蒙皮發生彈性失穩，T型材立邊發生彈性失穩，為了明顯看出失穩變形模式，對變形區進行了放大，如圖9中Ⅴ區和Ⅳ區所示，隨著外部載荷的增加，失穩部位受力狀態發生了跳躍，如圖11和圖12所示，失穩后，失穩區附近結構應力略有增大，但失穩區未有擴大，如圖10所示。由此可不更改結構設計進行全尺寸結構物理試驗，但需將該區作為一個風險點進行監控。在后續測得的試驗數據如圖11和圖12所示，圖11為T型材立邊上測量單片與計算值的對比，結構失穩前后吻合較好。圖12為蒙皮的測量花片與計算值的對比，x向（受壓方向）結構失穩前后吻合較好。

通常在物理試驗中只能通過測量應變結果得出結構發生彈性失穩，在試驗后檢查實物難以發現結構的變形模式，借助有限元細節模型的分析結果，不僅能為物理試驗提供監測參考，還能直觀呈現結構的變形模式，為結構改進優化提供參考。

4.3承剪失穩分析

機身為半硬殼式結構，主要由蒙皮、長桁和框組成，在機身最大扭矩作用下，蒙皮受剪切載荷較嚴重（見圖6中Ⅲ區），蒙皮隨載荷增加可能會發生剪切失穩，結構的幾何平衡狀態發生改變，蒙皮進入張力場對載荷重新分配。當載荷增加一定時，某些框與長桁圍成的格子中的蒙皮出現起皺，與長桁成一定夾角（大約45°），這是因為后機身的載荷沿航向從后向前傳遞，越靠前，載荷越大，出現起皺現象越早、越明顯，隨著載荷的持續增加，蒙皮變形程度進一步加大，但這種變化沒有跨過長桁和框，4個框間內的蒙皮起皺方向基本一致，且不隨載荷增大而發生變化，如圖13所示，圖13中蒙皮上剖面L的應力變化情況如圖14所示，圖中列出5種載荷級下的應力變化情況，隨著蒙皮傳力路徑的變化，蒙皮與長桁間連接鉚釘載荷也隨之發生變化，如圖15所示，圖中列出對角張力線與長桁的相交區的鉚釘受載情況，在蒙皮未發生失穩前，4個鉚釘的剪力值大小近似，但當蒙皮進入張力場后以對角張力繼續承載，4個鉚釘載荷出現分化，越靠近對角張力線的鉚釘載荷增加越大，而遠離對角主張力線的鉚釘載荷減小，綜合判定在蒙皮失穩后與之相關的結構未有進入失穩狀態，不影響整體結構承載。但隨著這種失穩加劇由張力場引起的大變形會導致蒙皮出現了應力集中，進而進入塑性變形，使得蒙皮承載能力降低，這主要是超過失穩極限載荷進入張力場而導致的拉應力與受對角張力的不均勻分布引起的切應力共同作用導致。物理試驗中布置了應變測量點，其測量值與計算值對比如圖16所示，蒙皮在50%極限載荷后應力曲線發生了跳躍，蒙皮進入張力場，這現象與圖14變化相吻合，蒙皮真實變形與仿真結果相似，如圖17和圖13所示。

5結論

本文依據飛機物理試驗條件，建立虛擬試驗的有限元分析模型，分析零部件及載荷加載方式、邊界條件緊扣真實情況。采用總分原則逐層展開，對零部件進行總體線性分析，針對受載嚴重區域進行細節分析，結合結構形式及有限元節點位移形函數從總體分結果中提取細節模型分析邊界。對比評估數值仿真和物理試驗結果，此種方法合理可行，較好地保障了物理試驗的順利完成，降低了研制風險。

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作者簡介

楊全（1982-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結構強度及載荷計算分析。

Tel：029-86847905E-mail：254158526@163.com

譚玉生（1968-）男，學士，研究員。主要研究方向：飛機結構強度計算分析及試驗。

Tel：029-86847905E-mail：tanyusheng586@163.com

Application and Verification of Virtual Testing in Aircraft Structure Strength Test

Yang Quan*，TanYusheng

AVIC Xian Aircraft Industry（Group）Company Ltd.，Xian 710089，China

Abstract： Structural failure prediction has always been the focus of strength test in the strength test of aircraft large parts. In this paper， a virtual testing model is established based on the real test state of aircraft structure， and the stress distribution and winding degree of the whole structure are judged first by means of progressive analysis strategy. The severe region of compression to screen out and shear load， so as to construct the local refined submodel for the structural details analysis， the boundary condition from the overall model are obtained and deal with the continuous constraint to form the submodel boundary by displacement function. The calculation results show that the virtual simulation results are in good agreement with the test results. Through this method， not only the test risk can be prevented， but also the structure failure mode can be visualized， which provides a reference for the subsequent optimization work.

Key Words： aircraft structure； strength test； virtual testing； finite element method； structural instability